RU2715131C2 - Gas turbine engine air flow straightening unit with improved aerodynamic characteristics - Google Patents

Gas turbine engine air flow straightening unit with improved aerodynamic characteristics Download PDF

Info

Publication number
RU2715131C2
RU2715131C2 RU2017131460A RU2017131460A RU2715131C2 RU 2715131 C2 RU2715131 C2 RU 2715131C2 RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2017131460 A RU2017131460 A RU 2017131460A RU 2715131 C2 RU2715131 C2 RU 2715131C2
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
gas turbine
turbine engine
straightening
blade
structural
Prior art date
Application number
RU2017131460A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU2017131460A (en
RU2017131460A3 (en
Inventor
Анри-Мари ДАМВЕН
Филип Жак Пьер ФЕССУ
Вьаннэ Кристоф Мари МАНЬЕР
Микаэль Франк Антуан ШВАЛИНГЕР
Original Assignee
Сафран Эркрафт Энджинз
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Сафран Эркрафт Энджинз filed Critical Сафран Эркрафт Энджинз
Publication of RU2017131460A publication Critical patent/RU2017131460A/en
Publication of RU2017131460A3 publication Critical patent/RU2017131460A3/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2715131C2 publication Critical patent/RU2715131C2/en

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/52—Nozzles specially constructed for positioning adjacent to another nozzle or to a fixed member, e.g. fairing
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K3/00—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan
    • F02K3/02—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber
    • F02K3/04—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type
    • F02K3/06—Plants including a gas turbine driving a compressor or a ducted fan in which part of the working fluid by-passes the turbine and combustion chamber the plant including ducted fans, i.e. fans with high volume, low pressure outputs, for augmenting the jet thrust, e.g. of double-flow type with front fan
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/40—Casings; Connections of working fluid
    • F04D29/52—Casings; Connections of working fluid for axial pumps
    • F04D29/54—Fluid-guiding means, e.g. diffusers
    • F04D29/541—Specially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/542—Bladed diffusers
    • F04D29/544—Blade shapes
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/661—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps
    • F04D29/667—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing especially adapted for elastic fluid pumps by influencing the flow pattern, e.g. suppression of turbulence
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
    • F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
    • F04D29/00—Details, component parts, or accessories
    • F04D29/66—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing
    • F04D29/68—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers
    • F04D29/681—Combating cavitation, whirls, noise, vibration or the like; Balancing by influencing boundary layers especially adapted for elastic fluid pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/36—Application in turbines specially adapted for the fan of turbofan engines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/123—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the pressure side of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
    • F05D2260/961—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise by mistuning rotor blades or stator vanes with irregular interblade spacing, airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/97—Reducing windage losses
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2270/00—Control
    • F05D2270/01—Purpose of the control system
    • F05D2270/17—Purpose of the control system to control boundary layer

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)

Abstract

FIELD: engine building.
SUBSTANCE: airflow straightening unit includes gas turbine engine suspension pylon on aircraft wing, straightening grid and structural post. Straightening grid comprises blade with front edge and trailing edge, wherein blade and post are located radially around axis of gas turbine engine. Structural post comprises inlet end part, outlet part and intermediate part. Inlet end part comprises front edge aligned in circumferential direction with blade front edge and having profile identical to profile of inlet end of blade, wherein input end part is limited at output by axial position, called input end point. Dimensions of the outlet part are such that it forms a gas turbine engine suspension pylon shim. Intermediate part connects inlet end part with outlet part containing back wall located between input extreme point and output extreme point with preset axial position. Input end point is located in axial direction from front edge of post at distance equal to 0.2 to 0.5 of length of axial chord of straightening blade. Output end point is located at a distance in the axial direction from the front edge of the post, which exceeds the length of the axial chord of the straightening blade. Angle of the tangent to the back wall in the input end point is equal to the angle of the tangent to the wall at the output end point with accuracy of one degree. Another invention relates to double-flow gas turbine engine comprising said airflow straightening unit.
EFFECT: group of inventions allows to reduce airflow swirling at the back of the structural rack.
4 cl, 6 dwg

Description

Область техники, к которой относится изобретениеFIELD OF THE INVENTION

Изобретение относится к узлу спрямления воздушного потока газотурбинного двигателя, содержащему спрямляющие лопатки и одну или несколько конструктивных стоек. Изобретение находит свое применение, в частности, для двухконтурного газотурбинного двигателя.The invention relates to a straightening unit for the air flow of a gas turbine engine, comprising straightening blades and one or more structural struts. The invention finds its application, in particular, for a dual-circuit gas turbine engine.

Уровень техникиState of the art

Двухконтурный газотурбинный двигатель, используемый в качестве силовой установки в области авиации, показан на фиг. 1а. Он содержит вентилятор 10, выдающий воздушный поток, центральная часть которого, называемая потоком FP первого контура, поступает на компрессор 12, который питает турбину 14, вращающую вентилятор.A dual-circuit gas turbine engine used as a power plant in the field of aviation is shown in FIG. 1a. It contains a fan 10, issuing an air stream, the Central part of which, called the flow F P of the primary circuit, enters the compressor 12, which feeds the turbine 14, the rotary fan.

Периферическая часть воздушного потока, называемая потоком FS второго контура, выбрасывается в атмосферу, создавая основную часть тяги газотурбинного двигателя 1, пройдя перед этим через венец 20 с неподвижными лопатками 21, расположенный на выходе из вентилятора. Этот венец, называемый спрямляющей решеткой 20 (известной также под английским сокращением OGV от “Outlet Guide Vane”), позволяет спрямлять воздушный поток второго контура на выходе вентилятора, максимально ограничивая при этом потери.The peripheral part of the air flow, called the secondary circuit flow F S , is released into the atmosphere, creating the main part of the thrust of the gas turbine engine 1, having previously passed through the crown 20 with fixed blades 21 located at the outlet of the fan. This crown, referred to as straightener grille 20 (also known as the OGV abbreviation for “Outlet Guide Vane”), allows you to straighten the air flow of the secondary circuit at the fan outlet, while minimizing the loss.

На этой же фигуре показана конструктивная стойка 30, которая соединяет обечайку 16 промежуточного корпуса со ступицей 17 промежуточного корпуса, обеспечивая, таким образом, поддержание и удержание в положении приводного(ых) вала(ов) 18 и конструктивную прочность всего узла. Функцией конструктивной стойки является также обеспечение передачи движения или перемещение текучих сред между газотурбинным двигателем и остальной частью летательного аппарата, на котором он установлен. Для этого конструктивная стойка является полой и позволяет прокладывать в ней трубопроводы, трансмиссионные валы и т.д. Такой тип узла описан в документе FR2970302 А1.The same figure shows a structural strut 30, which connects the shell 16 of the intermediate housing with the hub 17 of the intermediate housing, thus ensuring that the drive shaft (s) 18 is maintained and held in position and the entire assembly is structurally strong. The function of the structural pillar is also to provide motion transmission or movement of fluids between the gas turbine engine and the rest of the aircraft on which it is mounted. To do this, the structural stand is hollow and allows you to lay pipelines, transmission shafts, etc. in it. This type of assembly is described in FR2970302 A1.

Существуют несколько типов конструктивных стоек в зависимости от их роли и от их положения в газотурбинном двигателе.There are several types of structural struts, depending on their role and their position in a gas turbine engine.

Например, так называемые «главные» конструктивные стойки, основной функцией которых является крепление газотурбинного двигателя под крылом самолета, расположены на «6 часов» и на «12 часов», то есть вертикально относительно самолета, находящегося на горизонтальной площадке (терминология использована по аналогии с положением стрелок часов).For example, the so-called “main” structural pillars, the main function of which is to mount the gas turbine engine under the wing of the aircraft, are located at “6 hours” and “12 hours”, that is, vertically relative to the aircraft located on a horizontal platform (the terminology is used by analogy with clock position).

Основной функцией так называемых «вспомогательных» конструктивных стоек является не крепление газотурбинного двигателя, а передача мощности, и они являются полыми для прохождения трансмиссионного вала. Эти стойки расположены, например, на «8 часов», то есть под углом относительно вертикали.The main function of the so-called “auxiliary” structural struts is not the fastening of the gas turbine engine, but the transmission of power, and they are hollow for the transmission shaft to pass. These racks are located, for example, at 8 o’clock, that is, at an angle relative to the vertical.

Все типы конструктивных стоек служат также для прокладки вспомогательного оборудования от газотурбинного двигателя к остальной части самолета, то есть, например, масляных трубопроводов, топливных трубопроводов и т.д.All types of structural struts also serve for laying auxiliary equipment from a gas turbine engine to the rest of the aircraft, that is, for example, oil pipelines, fuel pipelines, etc.

Чтобы уменьшить массу газотурбинного двигателя и улучшить его характеристики, было предложено объединить функции решетки спрямления потока второго контура и конструктивной стойки в одной детали, причем для всех типов конструктивных стоек.In order to reduce the weight of the gas turbine engine and improve its characteristics, it was proposed to combine the functions of the flow straightening lattice of the secondary circuit and the structural strut in one part, and for all types of structural struts.

Как показано на фиг. 1b, были предложены так называемые «интегрированные» спрямляющие лопатки, образованные конструктивной стойкой в данном случае вышеупомянутого вспомогательного типа, входная часть которой выполнена обтекаемой, чтобы иметь аэродинамический профиль спрямляющей лопатки.As shown in FIG. 1b, so-called “integrated” straightening blades have been proposed, which are formed by a structural strut in this case of the aforementioned auxiliary type, the inlet of which is streamlined to have an aerodynamic profile of the straightening blades.

Такая конструктивная стойка имеет части, которые обусловлены геометрической формой и которыми являются:Such a structural stand has parts that are due to the geometric shape and which are:

- входная концевая часть 31, геометрия которой должна быть геометрией спрямляющей лопатки, и- the input end portion 31, the geometry of which should be the geometry of the straightening vanes, and

- полая зона 32 для прокладки вспомогательного оборудования, в которой расположены трубопроводы, соединения, в случае необходимости, трансмиссионные валы и т.д. Эта зона должна быть рассчитана с учетом большого числа условий, таких как габариты вспомогательного оборудования, функциональные и монтажные зазоры, толщина материала и т.д., и ее называют не подлежащей изменениям зоной (или в английской терминологии: “keep-out zone”), то есть она должна оставаться без изменений в случае изменения геометрии конструктивной стойки, и- a hollow zone 32 for laying auxiliary equipment in which pipelines are located, connections, if necessary, transmission shafts, etc. This zone should be calculated taking into account a large number of conditions, such as the dimensions of auxiliary equipment, functional and mounting clearances, material thickness, etc., and it is called an unchangeable zone (or in English terminology: “keep-out zone”) , that is, it should remain unchanged in case of a change in the geometry of the structural pillar, and

- выходная часть 33, образующая собственно конструктивную стойку, то есть поддерживающая газотурбинный двигатель под крылом самолета, выдерживая при этом усилия, создаваемые весом газотурбинного двигателя.- the output part 33, forming the actual structural stand, that is, supporting the gas turbine engine under the wing of the aircraft, withstanding the forces created by the weight of the gas turbine engine.

Таким образом, конструктивная стойка, выполненная с соблюдением этих условий, имеет стенку 40 спинки, последовательно образованную:Thus, the structural stand, made in compliance with these conditions, has a wall 40 of the back, sequentially formed:

- стенкой спинки входной концевой части, соответствующей стенке спинки спрямляющей лопатки,- the wall of the back of the input end portion corresponding to the wall of the back of the straightening blade,

- переходной стенкой, проходящей вдоль не подлежащей изменениям зоны 32, причем эту стенку можно выполнить из листового проката, чтобы облегчить газотурбинный двигатель, иa transition wall extending along the non-alterable zone 32, which wall can be made of sheet metal in order to facilitate a gas turbine engine, and

- стенкой спинки выходной части.- the back wall of the output part.

Стенка спинки должна, в частности, соблюдать требование непрерывности поверхностей и касательных на уровне переходов между различными частями.The back wall must, in particular, comply with the requirement of continuity of surfaces and tangents at the level of transitions between different parts.

Учитывая различия размеров входной концевой части 31 и выходной части 33 в направлении, поперечном к оси газотурбинного двигателя, стенка спинки полученной конструктивной стойки может иметь относительно выраженную вогнутость.Given the differences in size of the input end part 31 and the output part 33 in the direction transverse to the axis of the gas turbine engine, the wall of the back of the resulting structural strut may have a relatively pronounced concavity.

Однако с точки зрения аэродинамики - это решение не является удовлетворительным, так как является причиной замедления потока в вогнутой зоне стенки, образованной на уровне переходной зоны.However, from the point of view of aerodynamics, this solution is not satisfactory, since it is the reason for the slowdown of the flow in the concave zone of the wall formed at the level of the transition zone.

Как показано на фиг. 1с, где конструктивная стойка показана со стороны своей спинки, обращенной ко входу воздушного потока, в этой низкоскоростной зоне вторичные потоки Ес в углах, исходящие от ножки и вершины входной концевой части, имеющей форму спрямляющей лопатки, усиливаются и могут привести к срыву и/или к завихрениям.As shown in FIG. 1c, where the structural strut is shown from its back facing the airflow inlet, in this low-speed zone, the secondary Ec flows in the corners coming from the legs and tops of the inlet end part, which has the shape of a straightening blade, are amplified and can lead to disruption and / or to the twists.

В результате этого могут появляться значительные потери давления в потоке, а также нарушения статического давления на входе спрямляющей решетки, которые могут отрицательно повлиять на аэродинамические и аэроакустические характеристики вентилятора.As a result of this, significant pressure losses in the flow may appear, as well as static pressure disturbances at the inlet of the rectifier lattice, which can adversely affect the aerodynamic and aero-acoustic characteristics of the fan.

Существующие решения, например, такие как изменение профилей спрямляющих лопаток, расположение лопаток и т.д., имеют, каждое, ограничения, связанные с механической прочностью лопаток в статике и динамике, с возможностью изготовления лопаток и т.д. Кроме того, эти решения, если они организуют поток на входе стоек на уровне входной концевой части, не позволяют предупредить появление некоторых вторичных потоков, которые могут развиваться на уровне переходной стенки, проходящей вдоль не подлежащей изменениям зоны.Existing solutions, for example, such as changing the profiles of straightening blades, the location of the blades, etc., each have limitations associated with the mechanical strength of the blades in statics and dynamics, with the possibility of manufacturing blades, etc. In addition, these solutions, if they organize the flow at the entrance of the racks at the level of the input end part, do not prevent the appearance of some secondary flows, which can develop at the level of the transition wall passing along the zone not subject to changes.

Следовательно, существует потребность в преодолении проблем, создаваемых этой геометрией.Therefore, there is a need to overcome the problems created by this geometry.

Раскрытие сущности изобретенияDisclosure of the invention

Задача изобретения состоит в устранении недостатков, присущих известным техническим решениям, за счет создания узла для спрямления воздушного потока, имеющего улучшенные аэродинамические характеристики по сравнению с известными решениями.The objective of the invention is to eliminate the disadvantages inherent in the known technical solutions by creating a site for the straightening of the air flow having improved aerodynamic characteristics compared with the known solutions.

Задача изобретения состоит в создании узла спрямления воздушного потока, геометрия которого позволяет устранить риски завихрения воздушного потока у стенки спинки конструктивной стойки, содержащей входной конец спрямляющей лопатки.The objective of the invention is to create a straightening unit of the air flow, the geometry of which eliminates the risks of turbulence of the air flow at the wall of the back of the structural pillar containing the inlet end of the straightening blade.

В связи с этим объектом изобретения является узел газотурбинного двигателя, содержащий:In this regard, an object of the invention is a gas turbine engine assembly comprising:

- спрямляющую решетку, содержащую по меньшей мере одну лопатку, имеющую переднюю кромку и заднюю кромку, и- a straightening grid containing at least one blade having a leading edge and a trailing edge, and

- конструктивную стойку,- structural stand,

в котором лопатка и стойка распложены радиально вокруг оси газотурбинного двигателя, и конструктивная стойка содержит:in which the blade and stand are arranged radially around the axis of the gas turbine engine, and the structural stand contains:

- входную концевую часть относительно направления прохождения воздуха в газотурбинном двигателе, содержащую переднюю кромку, выравненную в окружном направлении с передней кромкой лопаток, имеющую профиль, идентичный входному концу лопатки, при этом входная концевая часть ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой,- the input end part relative to the direction of air flow in the gas turbine engine, comprising a leading edge aligned in the circumferential direction with the leading edge of the blades having a profile identical to the input end of the blade, the input end part being limited at the outlet by an axial position called the input end point,

- выходную часть, размеры которой рассчитаны таким образом, чтобы она образовала обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя, и- the output part, the dimensions of which are designed so that it forms a fairing of the pylon of the suspension of a gas turbine engine, and

- промежуточную часть, соединяющую входную концевую часть с выходной частью, содержащую стенку спинки, расположенную между входной крайней точкой и выходной крайней точкой с определенным осевым положением,- an intermediate part connecting the input end part to the output part, comprising a back wall located between the input extreme point and the output extreme point with a certain axial position,

при этом входная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, составляющем от 0,2с до 0,5с, где с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки,wherein the input end point is at a distance in the axial direction from the front edge of the rack, comprising from 0.2 s to 0.5 s, where c is the length of the axial chord of the straightening blade,

выходная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки,the output end point is located in the axial direction from the front edge of the rack, exceeding the length from the axial chord of the straightening blades,

а угол касательной к стенке спинки во входной крайней точке равен углу касательной к стенке в выходной крайней точке с точностью до одного градуса.and the angle of the tangent to the wall of the back at the input extreme point is equal to the angle of the tangent to the wall at the output extreme point to the nearest one degree.

Предпочтительно, но факультативно заявленный спрямляющий узел дополнительно имеет по меньшей мере один из следующих отличительных признаков:Preferably, but the optionally claimed straightener assembly further has at least one of the following features:

- входная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, составляющем от 0,2 до 0,3 с, предпочтительно равном 0,3 с,- the input end point is at a distance in the axial direction from the front edge of the rack, comprising from 0.2 to 0.3 s, preferably equal to 0.3 s,

- выходная крайняя точка находится на расстоянии в осевом направлении от передней кромки стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки,- the output end point is at a distance in the axial direction from the front edge of the rack, exceeding the length from the axial chord of the straightening blades,

- узел содержит множество конструктивных стоек, имеющих идентичную геометрию.- the node contains many structural racks having identical geometry.

Объектом изобретения является также двухконтурный газотурбинный двигатель, содержащий описанную выше спрямляющую решетку.A subject of the invention is also a dual-circuit gas turbine engine comprising the straightening grating described above.

Предложенный узел спрямления воздушного потока имеет улучшенные аэродинамические характеристики.The proposed site straightening the air flow has improved aerodynamic characteristics.

Осевое положение входной крайней точки переходной зоны и угол касательной в этой точке позволяют уменьшить вогнутость стенки спинки конструктивной стойки на уровне этой переходной зоны.The axial position of the input extreme point of the transition zone and the tangent angle at this point can reduce the concavity of the back wall of the structural pillar at the level of this transition zone.

За счет этого воздушный поток почти не замедляется или совсем не замедляется, что сдерживает развитие потоков в углах, отходящих от входной концевой части стойки, имеющей профиль спрямляющей лопатки.Due to this, the air flow almost does not slow down or does not slow down at all, which inhibits the development of flows in the corners extending from the input end part of the rack having the profile of the straightening blade.

Таким образом, зоны завихрения ослабляются и даже исчезают, что позволяет уменьшить потери общего давления в спрямляющей решетке примерно до 0,1%, а также снизить уровень нарушения статического давления в спрямляющей решетке примерно до 0,2%.Thus, the swirl zones are weakened and even disappear, which reduces the total pressure loss in the rectifier lattice to about 0.1%, and also reduces the level of static pressure disturbance in the rectifier lattice to about 0.2%.

Краткое описание чертежейBrief Description of the Drawings

Другие отличительные признаки, задачи и преимущества изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания, представленного исключительно в качестве иллюстративного и неограничивающего примера, со ссылками на прилагаемые чертежи.Other features, objects, and advantages of the invention will be more apparent from the following description, presented solely as an illustrative and non-limiting example, with reference to the accompanying drawings.

На фиг. 1а (уже описана) схематично показан двухконтурный газотурбинный двигатель;In FIG. 1a (already described) schematically shows a dual-circuit gas turbine engine;

на фиг. 1b (уже описана) представлен развернутый схематичный вид узла, содержащего конструктивную стойку между двумя лопатками решетки спрямления потока второго контура;in FIG. 1b (already described) is a detailed schematic view of an assembly comprising a structural strut between two blades of a flow straightening lattice of a secondary circuit;

на фиг. 1с (уже описана) показаны аэродинамические последствия выполнения конструктивной стойки, в которой переходная зона между входной частью спрямляющей лопатки и выходной частью собственно конструктивной стойки имеет выраженную вогнутость;in FIG. 1c (already described) shows the aerodynamic consequences of constructive strut, in which the transition zone between the input part of the straightening blades and the output part of the structural pillar itself has a pronounced concavity;

на фиг. 2а показан узел спрямления воздушного потока согласно варианту осуществления изобретения;in FIG. 2a shows an air flow straightener assembly according to an embodiment of the invention;

на фиг. 2b схематично показан газотурбинный двигатель согласно варианту осуществления изобретения;in FIG. 2b schematically shows a gas turbine engine according to an embodiment of the invention;

на фиг. 3 схематично показан воздушный поток между конструктивной стойкой и спрямляющей лопаткой, изображенной со стороны спинки этой стойки.in FIG. 3 schematically shows the air flow between the structural stand and the straightening blade shown from the back of this rack.

Осуществление изобретенияThe implementation of the invention

На фиг. 2b показан двухконтурный газотурбинный двигатель 1, содержащий, как было указано выше, вентилятор 10 и спрямляющую решетку 20 типа OGV для спрямления потока второго контура FS, поступающего из вентилятора 10.In FIG. 2b shows a dual-turbine gas turbine engine 1 comprising, as indicated above, a fan 10 and an OGV-type straightener 20 for straightening the flow of the second circuit FS coming from the fan 10.

Спрямляющая решетка 20 содержит множество лопаток 21, равномерно распределенных вокруг кольца (не показано) с центром на оси Х-Х газотурбинного двигателя, соответствующей оси приводного вала.The straightening grid 20 comprises a plurality of vanes 21 uniformly distributed around a ring (not shown) centered on the axis X-X of the gas turbine engine corresponding to the axis of the drive shaft.

Кроме того, газотурбинный двигатель 1 содержит по меньшей мере одну конструктивную стойку 30, более подробно описанную ниже. В частности, газотурбинный двигатель 1 содержит множество конструктивных стоек 30, расположенных по существу радиально вокруг оси Х-Х. Одна из этих конструктивных стоек 30 образует обтекатель для пилона (не показан), обеспечивающего подвеску двигателя на крыле самолета, на котором он установлен, и рассчитанного таким образом, чтобы выдерживать вес двигателя. Пилон служит также местом прохождения некоторого вспомогательного оборудования.In addition, the gas turbine engine 1 comprises at least one structural strut 30, described in more detail below. In particular, the gas turbine engine 1 comprises a plurality of structural struts 30 located substantially radially around the axis XX. One of these structural struts 30 forms a cowl fairing (not shown) that provides engine mount on the wing of the aircraft on which it is mounted and designed to support the weight of the engine. The pylon also serves as a passageway for some auxiliary equipment.

Конструктивная стойка, которая образует обтекатель пилона подвески двигателя, проходит в вертикальном направлении между крылом самолета и осью Х-Х газотурбинного двигателя. Если смотреть на газотурбинный двигатель спереди или сзади в направлении оси, эта стойка расположена в направлении «на двенадцать часов».The structural strut that forms the fairing of the engine mount pylon extends vertically between the wing of the aircraft and the axis XX of the gas turbine engine. If you look at the gas turbine engine front or rear in the direction of the axis, this rack is located in the direction of "twelve hours."

Газотурбинный двигатель 1 может содержать по меньшей мере одну другую конструктивную стойку 30, например, расположенную «на шесть часов», то есть вертикально и между осью Х-Х и землей, на одной линии с первой конструктивной стойкой. Эта конструктивная стойка 30 не образует обтекатель пилона подвески двигателя, но, тем не менее, имеет форму, идентичную с описанной выше первой стойкой. Газотурбинный двигатель может также содержать одну или нескольких других конструктивных стоек 30, идентичных с описанной выше первой стойкой.The gas turbine engine 1 may contain at least one other structural stand 30, for example, located "at six o'clock", that is, vertically and between the axis X-X and the ground, in line with the first structural stand. This structural strut 30 does not form a fairing of the engine mount pylon, but, nevertheless, has a shape identical to the first strut described above. The gas turbine engine may also comprise one or more other structural struts 30 identical to the first strut described above.

На фиг. 2а представлен развернутый вид углового сектора вокруг оси Х-Х, занимаемого двумя лопатками 21 спрямляющей решетки, между которыми находится конструктивная стойка 30. Каждая лопатка, находящаяся с двух сторон от стойки 30, образует с последней канал прохождения воздуха, в котором воздух перемещается от входа к выходу, то есть слева направо на фиг. 2а.In FIG. 2a shows a detailed view of the angular sector around the axis X-X occupied by two vanes 21 of the straightening grid, between which there is a structural strut 30. Each blade, located on both sides of the strut 30, forms from the last channel an air passage in which air moves from the inlet to the exit, i.e., from left to right in FIG. 2a.

В дальнейшем термины «вход» и «выход» будут использованы относительно направления воздушного потока в газотурбинном двигателе и, в частности, относительно направления воздушного потока в каналах, то есть слева направо на фигуре.Hereinafter, the terms “inlet” and “outlet” will be used with respect to the direction of the air flow in the gas turbine engine and, in particular, relative to the direction of the air flow in the channels, that is, from left to right in the figure.

Узлом спрямления воздушного потока называют узел, содержащий по меньшей мере одну из конструктивных стоек 30 газотурбинного двигателя и спрямляющую решетку. Геометрия описанной ниже стойки позволяет улучшить прохождение воздуха между стойкой и лопаткой 21 спрямляющей решетки 20, находящейся со стороны спинки стойки.An air flow straightening assembly is a assembly comprising at least one of the structural struts 30 of a gas turbine engine and a straightening grid. The geometry of the strut described below makes it possible to improve the air flow between the strut and the blade 21 of the straightening grid 20 located on the side of the strut back.

Классически, лопатка 21 содержит переднюю кромку 22 и заднюю кромку 23. Осевая хорда лопатки 21 является сегментом, проходящим параллельно оси Х-Х от осевого положения передней кромки 22 до осевого положения задней кромки 23. Длина осевой хорды лопаток 21 имеет обозначение с.Classically, the blade 21 comprises a leading edge 22 and a trailing edge 23. The axial chord of the blade 21 is a segment extending parallel to the x-axis from the axial position of the leading edge 22 to the axial position of the trailing edge 23. The length of the axial chord of the blades 21 is denoted c.

Конструктивная стойка 30 представляет собой тип «интегрированной спрямляющей лопатки», то есть содержит входную концевую часть 31, имеющую профиль спрямляющей лопатки. Таким образом, входная концевая часть 31 конструктивной стойки 30 является идентичной входному концу каждой лопатки 21 спрямляющей решетки 20.The structural strut 30 is a type of "integrated straightening vane", that is, it contains an input end portion 31 having a profile of a straightening vane. Thus, the inlet end portion 31 of the structural strut 30 is identical to the inlet end of each blade 21 of the straightening grid 20.

В частности, входная концевая часть 31 имеет переднюю кромку 310, выравненную с передними кромками лопаток 21 спрямляющей решетки 20, то есть находящуюся на одном уровне с ними относительно оси Х-Х, и имеет по меньшей мере на уровне своей передней кромки такую же толщину и такой же угол изгиба, что и лопатка 21 спрямляющей решетки 20, при этом угол изгиба является углом, образованным между линией изгиба на половине расстояния между поверхностью корытца и поверхностью спинки лопатки 21, и осью Х-Х.In particular, the inlet end portion 31 has a leading edge 310 aligned with the leading edges of the vanes 21 of the straightening grating 20, that is, being at the same level with them about the axis XX, and has at least the same thickness at the level of its leading edge and the same bending angle as the blade 21 of the straightening grating 20, while the bending angle is the angle formed between the bending line at half the distance between the surface of the trough and the surface of the back of the blade 21, and the axis X-X.

Входная концевая часть 31 конструктивной стойки 30 ограничена в осевом направлении на выходе точкой А и на входе передней кромкой 310. Таким образом вся часть стойки 30, проходящая в осевом направлении от передней кромки 310 до точки А, должна быть выполнена геометрически идентичной с участком лопаток 21 спрямляющей решетки, проходящим от передней кромки каждой лопатки до сечения, находящегося в том же осевом положении, что и точка А.The input end portion 31 of the structural strut 30 is axially bounded at the exit by point A and at the entrance by the leading edge 310. Thus, the entire portion of the strut 30 extending axially from the leading edge 310 to point A must be geometrically identical with the blade portion 21 a straightening grating extending from the leading edge of each blade to a section located in the same axial position as point A.

Конструктивная стойка 30 содержит также выходную часть 33 и промежуточную часть 34, соединяющую входную концевую часть с выходной частью 33.The structural post 30 also includes an output part 33 and an intermediate part 34 connecting the input end part to the output part 33.

Как было указано выше, предпочтительно конструктивная стойка 30 является «главной» стойкой, основной функцией которой является поддержание газотурбинного двигателя под крылом самолета, одновременно выдерживая усилия, создаваемые весом газотурбинного двигателя, или в любом случае она имеет геометрию, идентичную с геометрией главной стойки, образующей обтекатель пилона крепления двигателя.As indicated above, preferably the structural strut 30 is the "main" strut, the main function of which is to maintain the gas turbine engine under the wing of the aircraft, while withstanding the forces created by the weight of the gas turbine engine, or in any case it has a geometry identical to the geometry of the main strut forming engine cowl fairing.

Эту функцию выполняет выходная часть 33, стенки которой предпочтительно выполнены литыми, чтобы выдерживать эти большие усилия.This function is performed by the outlet portion 33, the walls of which are preferably cast to withstand these high forces.

Кроме того, конструктор рассчитывает геометрию выходной части 33 стойки, образующей обтекатель пилона, и, следовательно, выходной части всех других идентичных с ней стоек в зависимости от геометрии пилона и от типа самолета, на котором установлен газотурбинный двигатель. Следовательно, в целом можно считать, что выходная часть 33 каждой конструктивной стойки узла выполнена с возможностью образовать обтекатель стойки подвески газотурбинного двигателя, даже если пилон подвески реально окружен только конструктивной стойкой, расположенной «на двенадцать часов».In addition, the designer calculates the geometry of the outlet portion 33 of the strut forming the cowl fairing, and, consequently, the outlet of all other struts identical to it, depending on the geometry of the pylon and the type of aircraft on which the gas turbine engine is installed. Therefore, in general, it can be considered that the output part 33 of each structural strut of the assembly is configured to form a fairing of the suspension strut of a gas turbine engine, even if the suspension pylon is actually surrounded only by a structural strut located “at twelve hours”.

Стенки промежуточной части 34 предназначены для соединения входной части 31 с выходной частью 33, избегая любой прерывистости поверхности или касания. С другой стороны, они не должны выдерживать вес газотурбинного двигателя, как стенки выходной части 33. Следовательно, они предпочтительно выполнены из листового проката, чтобы облегчить вес газотурбинного двигателя.The walls of the intermediate part 34 are designed to connect the input part 31 to the output part 33, avoiding any discontinuity of the surface or touch. On the other hand, they should not withstand the weight of the gas turbine engine as the walls of the outlet portion 33. Therefore, they are preferably made of sheet metal in order to lighten the weight of the gas turbine engine.

Кроме того, промежуточная часть 34 может содержать так называемую не подлежащую изменениям зону 32, которая представляет собой место, специально предназначенное для прокладки вспомогательного оборудования, в частности, трубопроводов, например, масляных или топливных трубопроводов, электрических соединений, в случае необходимости, трансмиссионных валов и т.д.In addition, the intermediate portion 34 may include a so-called non-modifiable zone 32, which is a place specially designed for laying auxiliary equipment, in particular pipelines, for example, oil or fuel pipelines, electrical connections, if necessary, transmission shafts and etc.

Конструктивная стойка 30 содержит стенку 40 спинки, состоящую из:Constructive rack 30 contains a wall 40 of the backrest, consisting of:

- стенки 41 спинки входной концевой части,- wall 41 of the back of the input end part,

- стенки 44 спинки промежуточной части 34, и- wall 44 of the back of the intermediate part 34, and

- стенки 43 спинки выходной части 33.- wall 43 of the back of the output part 33.

Стенка 44 спинки промежуточной части ограничена двумя крайними точками, соответственно на входе точкой А и на выходе точкой В, называемой выходной крайней точкой.The wall 44 of the back of the intermediate part is bounded by two extreme points, respectively, at the entrance point A and at the output point B, called the output extreme point.

Входная крайняя точка А находится на соединении между стенками спинки входной концевой части 41 и промежуточной части 44. Как было указано выше, входная концевая часть 31 выполнена идентичной с соответствующей входной частью лопатки 21. Следовательно, при фиксированном осевом положении (относительно оси Х-Х) точки на стенке 41 спинки входной части положение этой точки по азимуту (ось у на фигуре) тоже является фиксированным.The input end point A is located at the connection between the back walls of the input end part 41 and the intermediate part 44. As mentioned above, the input end part 31 is identical with the corresponding input part of the blade 21. Therefore, with a fixed axial position (relative to axis X-X) points on the wall 41 of the back of the input part, the position of this point in azimuth (the y axis in the figure) is also fixed.

Выходная крайняя точка В находится на соединении между стенками спинки промежуточной части 44 и выходной части 43. Осевое положение выходной крайней точки В находится на входе входного конца пилона подвески газотурбинного двигателя.The exit end point B is located at the junction between the back walls of the intermediate part 44 and the exit part 43. The axial position of the exit end point B is at the entrance of the inlet end of the suspension pylon of the gas turbine engine.

Описанная ниже геометрия конструктивной стойки позволяет стенке спинки промежуточной части 34 быть как можно меньше вогнутой, чтобы уменьшить завихрения воздуха.The geometry of the structural pillar described below allows the back wall of the intermediate portion 34 to be as concave as possible to reduce air turbulence.

В первую очередь, осевое положение хВ крайней точки В должно находиться на расстоянии от осевого положения передней кромки стойки, превышающем или равном длине хорды лопатки 21, предпочтительно строго превышающем эту длину.First of all, the axial position x At the extreme point B should be at a distance from the axial position of the front edge of the rack, greater than or equal to the length of the chord of the blade 21, preferably strictly exceeding this length.

Таким образом:Thus:

хВ ≥ сx V ≥ s

если за начало оси Х-Х принять осевое положение передней кромки стойки и лопаток.if the axial position of the front edge of the rack and blades is taken as the beginning of the axis XX.

Действительно, чем больше осевое расстояние между точкой В и точкой А, тем более плавным является переход, образованный стенкой промежуточной части, и тем больше он ограничивает вогнутость.Indeed, the greater the axial distance between point B and point A, the more smooth the transition formed by the wall of the intermediate part is, and the more it limits the concavity.

Кроме того, предпочтительно осевое положение точки хА входной крайней точки А находится на расстоянии, измеренном в направлении оси Х-Х, от осевого положения передней кромки 310 стойки, составляющем от 0,2 до 0,5 с.In addition, it is preferable that the axial position of the point x A of the input end point A is at a distance measured in the direction of the x-axis from the axial position of the front edge 310 of the rack, from 0.2 to 0.5 s.

Таким образом:Thus:

0.2 с ≤ хА ≤ 0.5 с0.2 s ≤ x A ≤ 0.5 s

Расположение точки А на осевом расстоянии от передней кромки 310, составляющем не менее 20% хорды, позволяет входной концевой части 31 стойки быть достаточно длинной, чтобы оказывать на входящий воздушный поток действие, аналогичное действию спрямляющей лопатки 21. В частности, это ограничивает нарушение статического давления на всей спрямляющей решетке 20 и переход нарушения давления на вентилятор на входе спрямляющей решетки. Следовательно, улучшаются акустические и аэродинамические характеристики вентилятора.The location of point A at an axial distance from the leading edge 310 of at least 20% of the chord allows the inlet end portion 31 of the strut to be long enough to have an effect similar to that of the straightening vane 21 on the incoming air flow. In particular, this limits the violation of static pressure throughout the rectifier lattice 20 and the transition of pressure disturbance to the fan at the inlet of the rectifier lattice. Therefore, the acoustic and aerodynamic characteristics of the fan are improved.

Кроме того, расположение точки А на осевом расстоянии от передней кромки менее 50% длины хорды лопатки позволяет ей, с одной стороны, быть достаточно удаленной от точки В, что увеличивает длину промежуточной части и позволяет уменьшить ее вогнутость.In addition, the location of point A at an axial distance from the leading edge of less than 50% of the chord length of the blade allows it, on the one hand, to be sufficiently remote from point B, which increases the length of the intermediate part and allows to reduce its concavity.

С другой стороны, расположение точки А в положении сверх этого осевого расстояния приблизило бы ее к не подлежащей изменениям зоне 35. Следовательно, стенка 44 спинки промежуточной части должна была бы иметь более значительную вогнутость, чтобы обойти эту зону и соединить точку В, что привело бы к увеличению завихрений воздуха на уровне этой стенки.On the other hand, the location of point A in a position above this axial distance would bring it closer to zone 35 not subject to change. Consequently, the wall 44 of the back of the intermediate part would have to be more concave in order to bypass this zone and connect point B, which would lead to to increase air vortices at the level of this wall.

Предпочтительно осевое положение точки хА входной крайней точки А находится на расстоянии от передней кромки 310, меньшем 0,3 с и еще предпочтительнее равно 0,3 с, чтобы оптимизировать описанные выше эффекты.Preferably, the axial position of point x A of the input end point A is at a distance from the leading edge 310 of less than 0.3 s and even more preferably 0.3 s in order to optimize the effects described above.

Кроме того, угол αА касательной к стенке 40 спинки стойки 30 относительно оси Х-Х на уровне точки А предпочтительно является близком к углу αВ касательной к стенке 40 на уровне точки В.In addition, the angle α A of the tangent to the wall 40 of the back of the strut 30 relative to the axis X-X at the level of point A is preferably close to the angle α B of the tangent to the wall 40 at the level of point B.

Предпочтительно угол αА равен углу αВ с точностью до градуса, при этом αА может принимать все значения между αА -1 и αВ + 1:Preferably, the angle α A is equal to the angle α B accurate to a degree, while α A can take all values between α A −1 and α B + 1:

αА = αВ ± 1°α A = α B ± 1 °

Таким образом, вогнутость стенки 44 спинки промежуточной части оказывается сведенной к минимуму.Thus, the concavity of the wall 44 of the back of the intermediate part is minimized.

В случае необходимости, угол αВ касательной в точке В и/или положение точки В на оси, ортогональной к оси Х-Х, которые обычно зависят от геометрии выходной части 33 конструктивной стойки и от положения по азимуту стойки 30 относительно спрямляющей решетки, можно слегка адаптировать таким образом, чтобы соблюдать вышеупомянутое отношение, поскольку это отношение соответствует:If necessary, the angle α B of the tangent at point B and / or the position of point B on the axis orthogonal to axis X-X, which usually depends on the geometry of the output part 33 of the structural pillar and on the azimuthal position of the pillar 30 relative to the straightening grid, can be slightly adapt in such a way as to comply with the aforementioned relationship, as this ratio corresponds to:

Figure 00000001
Figure 00000001

где уАВ является расстоянием, измеренным на оси, ортогональной к оси Х-Х, между точкой А и точкой В, и хАВ является расстоянием, измеренным в осевом направлении, то есть параллельно оси Х-Х, между этими же точками.where y AB is the distance measured on an axis orthogonal to the x-axis, between point A and point B, and x AB is the distance measured in the axial direction, that is, parallel to the x-axis, between these points.

На фиг. 3 показан воздушный поток в спрямляющем узле, содержащем спрямляющую решетку 20 и конструктивную стойку 30 в соответствии с описанной выше геометрией, при этом конструктивная стойка показана со стороны своей спинки, если смотреть в направлении входа.In FIG. 3 shows the air flow in a straightening assembly comprising a straightening grill 20 and a structural strut 30 in accordance with the geometry described above, wherein the structural strut is shown from its back when viewed in the direction of entry.

Отмечается, что вместо того, чтобы пытаться сделать стойку тоньше, чтобы уменьшить аэродинамическое перекрывание, предпочтительно увеличивают толщину стороны спинки за счет уменьшения вогнутости стенки 44 на уровне промежуточной части 35, чтобы ограничить появление завихрений.It is noted that instead of trying to make the strut thinner in order to reduce aerodynamic overlap, it is preferable to increase the thickness of the back side by reducing the concavity of the wall 44 at the level of the intermediate portion 35 in order to limit the appearance of turbulence.

Claims (13)

1. Узел спрямления воздушного потока, содержащий пилон подвески газотурбинного двигателя на крыле летательного аппарата, при этом узел содержит:1. The site of the straightening of the air flow containing the pylon of the suspension of a gas turbine engine on the wing of the aircraft, while the site contains: - спрямляющую решетку (20), содержащую по меньшей мере одну лопатку (21), имеющую переднюю кромку (22) и заднюю кромку (23), иa straightening grid (20) comprising at least one blade (21) having a leading edge (22) and a trailing edge (23), and - по меньшей мере одну конструктивную стойку (30),- at least one structural rack (30), при этом лопатка (21) и стойка (30) распложены радиально вокруг оси (Х-Х) газотурбинного двигателя, а конструктивная стойка содержит:wherein the blade (21) and the strut (30) are arranged radially around the axis (XX) of the gas turbine engine, and the structural strut contains: - входную концевую часть (31) относительно направления прохождения воздуха в газотурбинном двигателе, содержащую переднюю кромку (310), выровненную в окружном направлении с передней кромкой (22) лопаток и имеющую профиль, идентичный профилю входного конца лопатки (21), при этом входная концевая часть (31) ограничена на выходе осевым положением, называемым входной крайней точкой (А),- the input end part (31) relative to the direction of air flow in the gas turbine engine, comprising a leading edge (310) aligned in the circumferential direction with the leading edge (22) of the blades and having a profile identical to the profile of the inlet end of the blade (21), while the input end part (31) is limited at the output by an axial position called the input extreme point (A), - выходную часть (33), размеры которой таковы, что она образует обтекатель пилона подвески газотурбинного двигателя, и- the output part (33), the dimensions of which are such that it forms a fairing of the pylon of the suspension of a gas turbine engine, and - промежуточную часть (34), соединяющую входную концевую часть (31) с выходной частью (33), содержащую стенку (44) спинки, расположенную между входной крайней точкой (А) и выходной крайней точкой (В) с заданным осевым положением,- an intermediate part (34) connecting the input end part (31) with the output part (33) containing the back wall (44) located between the input extreme point (A) and the output extreme point (B) with a given axial position, отличающийся тем, что входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (хА) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,5с, где с является длиной осевой хорды спрямляющей лопатки (21),characterized in that the input end point (A) is at a distance (x A ) in the axial direction from the front edge (310) of the rack, ranging from 0.2 s to 0.5 s, where c is the length of the axial chord of the straightening vanes (21), выходная крайняя точка (В) находится на расстоянии (хВ) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, превышающем длину с осевой хорды спрямляющей лопатки (21),the output end point (B) is at a distance (x B ) in the axial direction from the front edge (310) of the rack, exceeding the length from the axial chord of the straightening vanes (21), причем угол (αА) касательной к стенке (44) спинки во входной крайней точке (А) равен углу (αВ) касательной к стенке (44) в выходной крайней точке (В) с точностью до одного градуса.moreover, the angle (α A ) of the tangent to the wall (44) of the back at the input extreme point (A) is equal to the angle (α B ) of the tangent to the wall (44) at the output extreme point (B) up to one degree. 2. Узел спрямления воздушного потока по п. 1, в котором входная крайняя точка (А) находится на расстоянии (хА) в осевом направлении от передней кромки (310) стойки, составляющем от 0,2с до 0,3с, предпочтительно равном 0,3с.2. The air flow straightening unit according to claim 1, wherein the inlet end point (A) is at a distance (x A ) in the axial direction from the front edge (310) of the strut, from 0.2 s to 0.3 s, preferably equal to 0 , 3s. 3. Узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1 или 2, содержащий множество конструктивных стоек, имеющих идентичную геометрию.3. The site of straightening the air flow according to one of paragraphs. 1 or 2, comprising a plurality of structural struts having identical geometry. 4. Двухконтурный газотурбинный двигатель (А), содержащий узел спрямления воздушного потока по одному из пп. 1-3.4. A dual-circuit gas turbine engine (A), comprising an air flow straightening unit according to one of claims. 1-3.
RU2017131460A 2015-02-09 2016-02-09 Gas turbine engine air flow straightening unit with improved aerodynamic characteristics RU2715131C2 (en)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR1551011 2015-02-09
FR1551011A FR3032480B1 (en) 2015-02-09 2015-02-09 AIR RECOVERY ASSEMBLY WITH IMPROVED AERODYNAMIC PERFORMANCE
PCT/FR2016/050275 WO2016128665A1 (en) 2015-02-09 2016-02-09 Turbine engine air guide assembly with improved aerodynamic performance

Publications (3)

Publication Number Publication Date
RU2017131460A RU2017131460A (en) 2019-03-11
RU2017131460A3 RU2017131460A3 (en) 2019-07-17
RU2715131C2 true RU2715131C2 (en) 2020-02-25

Family

ID=53298504

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2017131460A RU2715131C2 (en) 2015-02-09 2016-02-09 Gas turbine engine air flow straightening unit with improved aerodynamic characteristics

Country Status (9)

Country Link
US (1) US11149565B2 (en)
EP (1) EP3256697B1 (en)
JP (1) JP2018510086A (en)
CN (1) CN107250486B (en)
BR (1) BR112017016971A2 (en)
CA (1) CA2975947A1 (en)
FR (1) FR3032480B1 (en)
RU (1) RU2715131C2 (en)
WO (1) WO2016128665A1 (en)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR3059735B1 (en) 2016-12-05 2020-09-25 Safran Aircraft Engines TURBOMACHINE PART WITH NON-AXISYMETRIC SURFACE
GB201703422D0 (en) * 2017-03-03 2017-04-19 Rolls Royce Plc Gas turbine engine vanes
FR3070440B1 (en) 2017-08-30 2021-07-30 Safran Aircraft Engines STRAIGHTENING VANE AND STRUCTURAL SHAFT CONNECTED IN A PRIMARY VEIN
US20190107046A1 (en) * 2017-10-05 2019-04-11 General Electric Company Turbine engine with struts
FR3073891B1 (en) 2017-11-22 2019-11-22 Safran Aircraft Engines MAT OF A PROPULSIVE ASSEMBLY
CN108425887A (en) * 2018-04-12 2018-08-21 深圳福世达动力科技有限公司 Ultra-wide string trigonometric function waveform blade
FR3083260B1 (en) * 2018-06-28 2020-06-19 Safran Aircraft Engines MODULE OF A DOUBLE FLOW AIRCRAFT ENGINE WITH AN INTEGRATED ARM OF A STATOR VANE
FR3089550B1 (en) * 2018-12-11 2021-01-22 Safran Aircraft Engines TURBOMACHINE VANE AT MAXIMUM THICKNESS LAW WITH HIGH FLOATING MARGIN
FR3092868B1 (en) * 2019-02-19 2021-01-22 Safran Aircraft Engines Turbomachine stator wheel comprising blades with different chords
FR3093756B1 (en) * 2019-03-15 2021-02-19 Safran Aircraft Engines secondary flow rectifier has integrated nozzle
BE1027876B1 (en) 2019-12-18 2021-07-26 Safran Aero Boosters Sa TURBOMACHINE MODULE
CN113123834B (en) * 2021-06-17 2021-09-28 中国航发上海商用航空发动机制造有限责任公司 Blade subassembly and engine of engine
US11873738B2 (en) * 2021-12-23 2024-01-16 General Electric Company Integrated stator-fan frame assembly

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2232922C2 (en) * 2000-02-18 2004-07-20 Дженерал Электрик Компани Grooved channel for gas flow in compressor (versions)
EP2169182A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 General Electric Company Integrated guide vane assembly
US20110255964A1 (en) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
US20130259672A1 (en) * 2012-03-30 2013-10-03 Gabriel L. Suciu Integrated inlet vane and strut
FR3004749A1 (en) * 2013-04-22 2014-10-24 Snecma STATOR WHEEL, RECTIFIER AUB WHEEL, TURBOMACHINE EQUIPPED WITH SUCH WHEEL, AND METHOD OF DISTORTION COMPENSATION IN SUCH A WHEEL

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4785625A (en) * 1987-04-03 1988-11-22 United Technologies Corporation Ducted fan gas turbine power plant mounting
US5123242A (en) * 1990-07-30 1992-06-23 General Electric Company Precooling heat exchange arrangement integral with mounting structure fairing of gas turbine engine
US5203163A (en) * 1990-08-01 1993-04-20 General Electric Company Heat exchange arrangement in a gas turbine engine fan duct for cooling hot bleed air
FR2734319B1 (en) * 1995-05-15 1997-07-18 Aerospatiale DEVICE FOR TAKING UP AND COOLING HOT AIR AT AN AIRCRAFT ENGINE
FR2896481B1 (en) * 2006-01-23 2009-12-04 Aircelle Sa FIXING SYSTEM FOR COMPONENT ELEMENT OF A TURBOJET CAPACITY
US20080028763A1 (en) * 2006-08-03 2008-02-07 United Technologies Corporation Thermal management system with thrust recovery for a gas turbine engine fan nacelle assembly
DE102010002394A1 (en) * 2010-02-26 2011-09-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
JP6012222B2 (en) 2012-03-30 2016-10-25 三菱重工業株式会社 Stator blade segment, axial fluid machine including the same, and stator vane coupling method thereof
GB201408415D0 (en) * 2014-05-13 2014-06-25 Rolls Royce Plc Bifurcation fairing

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2232922C2 (en) * 2000-02-18 2004-07-20 Дженерал Электрик Компани Grooved channel for gas flow in compressor (versions)
EP2169182A2 (en) * 2008-09-30 2010-03-31 General Electric Company Integrated guide vane assembly
US20110255964A1 (en) * 2010-04-14 2011-10-20 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Bypass duct of a turbofan engine
US20130259672A1 (en) * 2012-03-30 2013-10-03 Gabriel L. Suciu Integrated inlet vane and strut
FR3004749A1 (en) * 2013-04-22 2014-10-24 Snecma STATOR WHEEL, RECTIFIER AUB WHEEL, TURBOMACHINE EQUIPPED WITH SUCH WHEEL, AND METHOD OF DISTORTION COMPENSATION IN SUCH A WHEEL

Also Published As

Publication number Publication date
RU2017131460A (en) 2019-03-11
CN107250486B (en) 2019-12-17
RU2017131460A3 (en) 2019-07-17
US20180038235A1 (en) 2018-02-08
EP3256697B1 (en) 2022-07-27
FR3032480A1 (en) 2016-08-12
CN107250486A (en) 2017-10-13
BR112017016971A2 (en) 2018-04-03
US11149565B2 (en) 2021-10-19
CA2975947A1 (en) 2016-08-18
WO2016128665A1 (en) 2016-08-18
JP2018510086A (en) 2018-04-12
EP3256697A1 (en) 2017-12-20
FR3032480B1 (en) 2018-07-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2715131C2 (en) Gas turbine engine air flow straightening unit with improved aerodynamic characteristics
RU2711204C2 (en) Gas turbine engine airflow straightening assembly and gas turbine engine comprising such unit
EP3369893B1 (en) Gas turbine engine vanes
EP2256299B1 (en) Deflector for a gas turbine strut and vane assembly
US9003812B2 (en) Supporting structure for a gas turbine engine
JP7463360B2 (en) Profile structure for an aircraft or turbomachine - Patent application
US9091174B2 (en) Method of reducing asymmetric fluid flow effects in a passage
EP2586991B1 (en) Turbine engine guide vane and arrays thereof
CA2935758C (en) Integrated strut-vane nozzle (isv) with uneven vane axial chords
EP3369891B1 (en) Gas turbine engine vanes
US9359900B2 (en) Exhaust diffuser
RU2672545C2 (en) Stator plated design and turbofan engine using it
US11236627B2 (en) Turbomachine stator element
US10690149B2 (en) Turbine engine part with non-axisymmetric surface
CN105179028A (en) Turbine back-bearing-force casing and gate-leaf integrated structure
EP3159512A1 (en) Improved crosswind performance aircraft engine spinner
EP3236012A1 (en) Gas turbine engine transition duct and turbine center frame
Wadia et al. Low Aspect Ratio Transonic Rotors: Part 2—Influence of Location of Maximum Thickness on Transonic Compressor Performance
RU2460905C2 (en) Axial-flow fan or compressor impeller and fan of bypass fanjet incorporating said impeller
CN110159358B (en) Interstage casing
US20180252230A1 (en) Dimensioning of the skeleton angle of the trailing edge of the arms crossing the by-pass flow of a turbofan
Vikhorev et al. The influence of the vane lean on the flow in a turbine rear structure
CN115434759A (en) Aircraft engine turbine rear support plate blade and turbine rear casing
Yalçın Design and performance analysis of a variable pitch axial flow fan for Anakara wind tunnel